EP1740797B1 - Gasturbine - Google Patents

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EP1740797B1
EP1740797B1 EP05747380A EP05747380A EP1740797B1 EP 1740797 B1 EP1740797 B1 EP 1740797B1 EP 05747380 A EP05747380 A EP 05747380A EP 05747380 A EP05747380 A EP 05747380A EP 1740797 B1 EP1740797 B1 EP 1740797B1
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EP
European Patent Office
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cooling
shroud
region
gas turbine
blade
Prior art date
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Application number
EP05747380A
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English (en)
French (fr)
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EP1740797A1 (de
Inventor
Ulrich Rathmann
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General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
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Filing date
Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the invention relates to a blade for a gas turbine and in particular a cooling for the shroud of the blade.
  • Shrouds for gas turbine blades serve to seal and limit the leakage flow in the gap region between the blade tips and the radially opposite stator or rotor. They extend in the circumferential direction and over a certain range in the direction of the turbine axis as possible in adaptation of the contour of the inner housing or of the rotor.
  • Conventional shrouds in many cases, for the purpose of improving the seal, also include one or more sealing ribs, also referred to as cutting edges, extending from a platform of the shroud, i. a substantially flat portion of the shroud extending along the radial direction.
  • the shrouds are convectively cooled in the hot gas gas turbine, for example, in order to extend their service life EP 1013884 and EP 1083299 disclosed.
  • a bucket with a shroud is described in each case, which has a plurality of bores for a cooling air flow.
  • the holes are in communication with a cooling channel in the blade and each lead to a lateral outlet in the circumferential direction.
  • EP 1041247 discloses a gas turbine blade having inner, radially extending cooling channels which open into a plenum 42 and 44. From there extend in the plane of the shroud bores 54, 56, 58, through which the shroud is cooled by means of film cooling and convective cooling. In a variant, the bores extend obliquely from the plenum and in a slightly radial direction to the radially outer surface of the shroud platform.
  • a shroud of a gas turbine blade is thermally differently stressed along the flow direction of the hot gas as well as mechanically loaded differently in different areas. Accordingly, the requirements for cooling and mechanical strength in different areas of the shroud different. This is accommodated in the disclosed gas turbine blades by adjusting the bore diameters and other measures to vary the pressure differentials.
  • DE 103 36 863 discloses a thermal turbomachinery with blades whose shroud elements are cooled in one area by impingement cooling and in another area by convective or impingement cooling.
  • JP58047104 discloses a gas turbine with a device for cooling for blades, wherein the blade is convectively cooled by cooling air which is passed through inner channels. On the other hand, the blade is cooled by an air flow which leads through a cooling channel to the outer surface of the blade.
  • the shroud of a gas turbine blade extends circumferentially along the blade tip and in the radial direction with respect to the turbine rotor and is disposed opposite a stator housing.
  • the shroud is divided into areas which are thermally differently loaded.
  • the different areas are cooled by different cooling arrangements, each cooling arrangement allowing cooling with different physical effects adapted to the thermal load, such as film cooling, impingement cooling, convective cooling or mixed cooling.
  • the gas turbine blade has a first cooling arrangement for cooling a first region of the cover strip by cooling air from a cooling system from inside the blade.
  • This first area is the first area in the direction of the hot gas flow and therefore thermally loaded the most.
  • a second region downstream of the first region in the direction of the hot gas flow is less thermally stressed compared to the first region.
  • the second cooling arrangement that of the cooling, is arranged on a stator arranged radially opposite the gas turbine blade arranged stator, the second cooling arrangement is arranged, which serves to cool the second region of the shroud from outside the blade.
  • the first and second cooling arrangements are different from one another in that the first cooling arrangement effects a cohenive and film cooling and the second cooling arrangement effects a baffle cooling.
  • the inventive cooling of the shroud causes the thermal load of the areas appropriate cooling and a correspondingly appropriate cooling air consumption.
  • the first region of the gas turbine blade shroud in particular has an extending in the radial direction with respect to the gas turbine rotor blade extending in the longitudinal direction in the circumferential direction and in which the first cooling arrangement is arranged.
  • the blade has a plurality of bores in fluid communication with a cooling passage of the airfoil and having outlets on the hot gas side of the shroud.
  • a cooling air flow causes convective cooling of the cutting edge as it flows through the bores. After emerging from the bores, it flows along the outer surface of the shroud and effects film cooling there.
  • the stator housing which is arranged radially opposite the shroud, has a plurality of cooling channels, which are directed substantially perpendicular to the platform of the shroud. They serve to cool the second portion of the shroud in the hot gas flow direction. They are connected to the stator cooling system, which flows from this branched cooling air through the cooling channels on the platform of the shroud and there causes an impingement cooling. The cooling air then escapes in both axial directions, whereby a blocking flow in the opposite direction to the leakage flow can occur.
  • the second region of the shroud is bounded on both sides in the axial direction by radially extending cutting edges.
  • the gas turbine blade has a further third region of the cover strip in the direction of the hot gas flow, which is equipped with a third cooling arrangement.
  • This cooling arrangement has a plurality of bores which are in fluid communication with a cooling passage in the interior of the airfoil. The bores are directed at an angle to the radial in at least partially radially outward directions that direct a flow of cooling air to the radially outer portion of the shroud. Cooling air flowing through these holes causes convective cooling of this third area.
  • the holes in the plane of the shroud platform are oriented at an angle with respect to the circumferential direction so that the cooling air is blown out of the holes substantially counter to the direction of rotation of the blades.
  • the holes in the end region parallel to each other.
  • a plurality of further cooling channels are arranged, which are directed substantially perpendicular to a third region of the shroud in the direction of the hot gas flow. They serve to cool this third area.
  • the third region is delimited in the axial direction and in the opposite direction of the hot gas flow by a cutting edge.
  • the cooling channels are in fluid communication with the cooling system of the stator, whereby cooling air from the stator cooling system is directed to the end portion of the shroud and causes there a Prattkühlung.
  • the FIG. 1 shows a rotating gas turbine blade in a meridional section through the gas turbine.
  • the directions x and z indicate the axial direction, ie the direction of the machine axis, or the radial direction with respect to the gas turbine rotor. It is shown the airfoil 1 and the blade tip on which the shroud 2 is arranged. Opposite the shroud 2, in the radial outward direction with respect to the gas turbine rotor 3, the stator housing 4 is shown.
  • the gas turbine blade and the stator housing each have a cooling system 5 and 6, respectively.
  • the direction of the hot gas flow is indicated by an arrow 7. Basically, the temperature of the hot gas flow and accordingly the thermal load of the machine components along the direction 7 steadily decreases.
  • the shroud 2 is divided into three areas A, B and C.
  • the first area A is exposed to a higher temperature of the hot gas flow compared to the two subsequent areas B and C and consequently thermally loaded the most.
  • the first region has a cutting edge 8 which extends radially outwards and in the circumferential direction.
  • the cutting edge 8 has a bore 9, which is in flow communication with the cooling system 5. This bore extends, for example, circumferentially within the cutting edge. From this bore 9 branch off several further holes 10, which extend radially inwardly to an outlet on the rotor-side surface of the cutting edge, that is on the hot gas side of the shroud.
  • the branching holes 10 are in the FIG. 3 shown.
  • Cooling air from the cooling system 5 of the airfoil flows through the bore 9 and through the branching holes 10, wherein it causes a convective cooling of the cutting edge 8.
  • the outlets of the holes are each designed so that exiting cooling air flows along the surface of the blade and there causes additional film cooling.
  • the cutting edge is cooled by two different cooling mechanisms.
  • a cooling channel 11 is arranged through the wall of the housing 4, which is in communication with the cooling system in the stator housing.
  • a cooling air flow indicated by the arrow 12, flows from this cooling system through the cooling channel 11 and is preferably directed perpendicular to the shroud 2 due to its orientation.
  • the Cooling channel 11 also aligned at a different angle with respect to the shroud.
  • the cooling air flow 12 thus causes an impact cooling of the center region B of the shroud.
  • the region B is bounded in the axial direction and in the direction of the hot gas flow through the first cutting edge 8 and a second cutting edge 13.
  • the cooling air flow 12 escapes from the limited area as a leakage flow, in that the cooling air flow flows away in both axial directions via the cutting edge 8 and the cutting edge 13. In this case, depending on the operating conditions, a blocking flow against a hot gas leakage flow result.
  • a special opening or gap in the region of the second sealing blade 13 is provided, which allows a precisely controlled outflow of the cooling air.
  • a plurality of bores is arranged according to the second embodiment of the invention, which extend from the cooling system 5 of the blade and extend to the radially outer surface of the shroud. A cooling air flow through these holes cause a convective cooling of this area. they are in the FIG. 2 shown.
  • FIG. 2 shows a plan view of the inventive shroud again with the areas A, B and C. It is shown with x and y, the axial direction or the circumferential direction with respect to the turbine rotor and the outline of the blade root 14 and the dashed line the outline of the blade itself the cutting edge 8 in the region A and the cutting edge 13 in the region B are shown, which extend in the circumferential direction and serve to seal against leakage flows.
  • the region C has the holes 15 for the purpose of convective cooling of that region, wherein they extend at an angle ⁇ to the circumferential direction y.
  • the angle ⁇ is for example in a range between 2 ° and 90 °.
  • the cooling air that emerges from the holes 15 is blown in the opposite direction to the direction of rotation of the blade.
  • the holes 15 are aligned parallel to each other, so that the production is simplified.
  • FIG. 3 shows a section according to III-III in FIG. 2 and shows the cutting edge 8 in the region A of the shroud and the course of the transverse bore 9 and the bores 10 branched off from it.
  • the transverse bore 9 is connected via channel 21 in fluid communication with the cooling system of the blade.
  • the Fluid communication is ensured by an extension of the blade system cooling system; which projects into the cutting edge 8 and opens into the transverse bore 9.
  • the several branching holes 10 extend with respect to the turbine rotor substantially radially inwardly to emerge at the hot gas side of the cutting edge 8.
  • the course of the cooling flow is with arrows through the channel 21, via the transverse bore. 9 and the branching bores 10 are indicated.
  • outlets from the bore 10 are particularly permitted to effect film cooling of the hot gas side surface of the cutting edge, such as with a slightly divergent exit portion and a preferred angular range, as known in the relevant literature.
  • Preferred Methods of Preparation are the usual casting with core and drilling from the outside and then closing the hole entries by means of plugs 20, which are introduced, for example, form-fitting or materially connected (soldering, welding).
  • FIG. 4 shows the blade and a channel of the cooling system 5 in its airfoil.
  • the bore 15 extends from the channel and extends to the radially outer surface of the cover strip 2.
  • the outlet of a bore 15 is designed angled, so that the mixture with the Heisgasströmung the conditions can be advantageously influenced accordingly.
  • the angle ⁇ between the exit surface and the axis of the bore is preferably in a range between 40 ° and 140 °.
  • the angle ⁇ between the bore axis and the direction of the radial z is preferably selected in a range of 30 ° to 120 °.
  • the diameter of the bore is in a range between 0.6 and 4.5 mm, preferably in a range between 0.6 and 2.5 mm. This is to provide adequate convective cooling for this area.
  • FIG. 5 shows in a section according to IV-IV a variant of the outlet of the bores 15.
  • the exit surface is again angled and stepped with respect to the bore axis, wherein the end of the upper lip 16 is substantially perpendicular to the bore axis.
  • the dimension s is dependent on the diameter of the exit surface and is in particular in a ratio to the diameter of the bore in a range of 0.5 to 3 and also allows an advantageous influence on the mixture with the Heisgasströmung.
  • FIG. 6 shows in the same meridional section as in FIG. 1 a gas turbine blade 1 according to the third embodiment of the invention.
  • an additional channel arranged in the stator housing is directed by the cooling air from the cooling system of the housing on the shroud.
  • an impingement cooling is effected there.
  • the gas turbine blade is completely or in individual areas according to their use in the gas turbine coated with a thermal barrier coating.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

    Technisches Gebiet
  • Die Erfindung betrifft eine Schaufel für eine Gasturbine und insbesondere eine Kühlung für das Deckband der Schaufel.
    • Stand der Technik
  • Deckbänder für Gasturbinenschaufeln dienen der Dichtung und der Begrenzung der Leckageströmung im Spaltbereich zwischen den Schaufelspitzen und dem radial gegenüber liegenden Stator oder Rotor. Sie erstrecken sich in Umfangsrichtung und über einen bestimmten Bereich in Richtung der Turbinenachse möglichst in Anpassung der Kontur des Innengehäuses bzw. des Rotors. Herkömmliche Deckbänder weisen in vielen Fällen zwecks Verbesserung der Dichtung auch eine oder mehrere Dichtungsrippen, auch Schneiden genannt, auf, die von einer Plattform des Deckbands, d.h. eines im wesentlichen flachen Teilstück des Deckbands, entlang der radialen Richtung verlaufen.
  • Die Deckbänder werden zwecks Verlängerung ihrer Betriebsdauer in der durch Heissgas durchströmten Gasturbine konvektiv gekühlt, wie zum Beispiel in EP 1013884 und EP 1083299 offenbart. Dort ist jeweils eine Schaufel mit Deckband beschrieben, das mehrere Bohrungen für eine Kühlluftströmung aufweist. Die Bohrungen stehen mit einem Kühlkanal im Schaufelblatt in Verbindung und führen jeweils zu einem seitlichen Austritt in Umfangsrichtung.
  • EP 1041247 offenbart eine Gasturbinenschaufel mit inneren, radial verlaufenden Kühlkanälen, die in ein Plenum 42 und 44 münden. Von dort erstrecken sich in der Ebene des Deckbands Bohrungen 54, 56, 58, durch die das Deckband mittels Filmkühlung sowie Konvektivkühlung gekühlt wird. In einer Variante erstrecken sich die Bohrungen von dem Plenum schräg und in leicht radialer Richtung zur radial äusseren Fläche der Deckbandplattform.
  • Ein Deckband einer Gasturbinenschaufel ist entlang der Strömungsrichtung des Heissgases thermisch verschieden stark belastet sowie auch in verschiedenen Bereichen mechanisch verschieden belastet. Demzufolge sind auch die Anforderungen bezüglich der Kühlung und mechanischen Belastbarkeit in verschiedenen Bereichen des Deckbands unterschiedlich. Dem wird in den erwähnten offenbarten Gasturbinenschaufeln durch Anpassung der Bohrungsdurchmesser und anderen Massnahmen zur Änderung der Druckdifferentiale Rechnung getragen.
  • DE 103 36 863 offenbart eine thermische Turbomaschine mit Schaufeln, deren Deckbänderelemente in einem Bereich durch Prallkühlung und in einem weiteren Bereich durch Konvektiv- oder Prallkühlung gekühlt wird.
  • JP58047104 offenbart eine Gasturbine mit einer Vorrichtung zwecks Kühlung für Schaufeln, wobei die Schaufel einerseits durch Kühlluft, die durch innere Kanäle geführt wird, konvektiv gekühlt wird. Anderseits wird die Schaufel durch einen Luftstrom gekühlt, der durch einen Kühlkanal zur äusseren Oberfläche der Schaufel führt.
    • Darstellung der Erfindung
  • Es ist der vorliegenden Erfindung die Aufgabe gestellt, eine Gasturbinenschaufel mit einem gekühlten Deckband zu schaffen, bei der in den verschiedenen Bereichen des Deckbands den unterschiedlichen Anforderungen bezüglich Kühlung und mechanischen Belastbarkeit vermehrt Rechnung getragen wird, um die Lebensdauer zu verlängern und den Kühlluftverbrauch möglichst zu vermindern.
  • Diese Aufgabe ist durch eine Gasturbine mit einem Stator, einem Statorgehäuse und einer Gasturbineschaufer mit einem Deckband und einer Kühlanordnung gemäss Anspruch 1 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen offenbart.
  • Das Deckband einer Gasturbinenschaufel erstreckt sich in Umfangsrichtung entlang der Schaufelspitze und in radialer Richtung bezüglich des Turbinenrotors und ist gegenüber einem Statorgehäuse angeordnet. Zur effizienten und den thermischen Belastungen entsprechenden Kühlung wird das Deckband in Bereiche aufgeteilt, die thermisch unterschiedlich belastet sind. Erfindungsgemäss werden die verschiedenen Bereiche durch unterschiedliche Kühlanordnungen gekühlt, wobei jede Kühlanordnung eine Kühlung mit unterschiedlicher physikalischer Wirkung ermöglicht, die der thermischen Belastung angepasst ist, wie zum Beispiel Filmkühlung, Prallkühlung, Konvektivkühlung oder Mischkühlung.
  • In einer ersten Ausführung der Erfindung weist die Gasturbinenschaufel eine erste Kühlanordnung auf zur Kühlung eines ersten, Bereichs des Deckbands durch Kühlluft aus einem Kühlsystem aus dem Inneren der Schaufel. Dieser erste Bereich ist der erste Bereich in Richtung der Heissgasströmung und deshalb thermisch am meisten belastet. Ein zweiter Bereich stromab vom ersten Bereich in Richtung der Heissgasströmung ist im Vergleich zum ersten Bereich thermisch weniger belastet. An einem der Gasturbinenschaufel radial gegenüber angeordneten Stator ist die zweite Kühlanordnung angeordnet, die der Kühlung angeordneten Stator ist die zweite Kühlanordnung angeordnet, die der Kühlung des zweiten Bereichs des Deckbands von ausserhalb der Schaufel dient. Die erste und zweite Kühlanordnung sind voneinander unterschiedlich, indem die erste Kühlanordnung eine Kovenktiv- und Filmkühlung bewirkt und die zweite Kühlanordnung eine Prallkühlung bewirkt. Die erfindungsgemässe Kühlung des Deckbands bewirkt eine der thermischen Belastung der Bereiche angemessene Kühlung und einen entsprechend angemessenen Kühlluftverbrauch.
  • In einer bevorzugten Ausführung der Erfindung weist der erste Bereich des Deckbands der Gasturbinenschaufel insbesondere eine sich in radialer Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors erstreckende Schneide auf, die in ihrer Längsrichtung in Umfangsrichtung verläuft und in der die erste Kühlanordnung angeordnet ist. Die Schneide weist mehrere Bohrungen auf, die in Strömungsverbindung mit einem Kühlkanal des Schaufelblatts sind und Austritte auf der Heissgasseite des Deckbands aufweisen. Ein Kühlluftstrom bewirkt bei seiner Strömung durch die Bohrungen eine Konvektivkühlung der Schneide. Nach seinem Austritt aus den Bohrungen strömt er entlang der äusseren Oberfläche Deckbandes und bewirkt dort eine Filmkühlung.
  • Das Statorgehäuse, das dem Deckband radial gegenüber angeordnet ist, weist mehrere Kühlkanäle auf, die im wesentlichen senkrecht auf die Plattform des Deckbands gerichtet sind. Sie dienen der Kühlung des zweiten Bereichs des Deckbands in der Heissgasströmungsrichtung. Sie sind mit dem Statorkühlsystem verbunden, wodurch daraus abgezweigte Kühlluft über die Kühlkanäle auf die Plattform des Deckbands strömt und dort eine Prallkühlung bewirkt. Die Kühlluft entweicht danach in beiden axialen Richtungen, wobei eine Sperrströmung in der Gegenrichtung zur Leckageströmung entstehen kann. Der zweite Bereich des Deckbands ist in der axialen Richtung beidseits durch radial verlaufende Schneiden begrenzt.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung der Erfindung weist die Gasturbinenschaufel zusätzlich zu den Merkmalen der ersten Ausführung einen weiteren dritten Bereich des Deckbands in Richtung der Heissgasströmung auf, der mit einer dritten Kühlanordnung ausgestattet ist. Diese Kühlanordnung weist mehrere Bohrungen auf, die mit einem Kühlkanal im Inneren des Schaufelblatts in Strömungsverbindung stehen. Die Bohrungen sind in einem Winkel zur Radialen in zumindest teilweiser radialer Auswärtsrichtung gerichtet, die einen Kühlluftstrom zum radial äusserenTeil des Deckbands leiten. Kühlluft, die durch diese Bohrungen strömt, bewirkt eine Konvektivkühlung dieses dritten Bereichs.
  • Insbesondere sind die Bohrungen in der Ebene der Deckbandplattform in einem Winkel bezüglich der Umfangsrichtung so ausgerichtet, dass die Kühtluft im wesentlichen entgegen der Umlaufrichtung der Schaufeln aus den Bohrungen geblasen wird.
  • In einer besonderen Ausführung verlaufen die Bohrungen im Endbereich parallel zueinander.
  • In einer weiteren Ausführung der Erfindung sind bei der Gasturbinenschaufel der ersten Ausführung im dem Deckband radial gegenüberliegenden Stator mehrere weitere Kühlkanäle angeordnet, die im wesentlichen senkrecht auf einen dritten Bereich des Deckbands in Richtung der Heissgasströmung gerichtet sind. Sie dienen der Kühlung dieses dritten Bereichs. Der dritte Bereich ist in axialer Richtung und in der Gegenrichtung der Heissgasströmung durch eine Schneide begrenzt. Wie in der ersten Ausführung, stehen die Kühlkanäle in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem des Stators, wodurch Kühlluft aus dem Statorkühlsystem auf den Endbereich des Deckbands gerichtet wird und dort eine Prattkühlung bewirkt.
    • Kurze Beschreibung der Zeichnungen
  • Es zeigen
    • Figur 1 einen Schnitt durch eine rotierende Gasturbinenschaufel und einen Teil des gegenüberliegenden Stators mit einer Kühlanordnung gemäss der ersten und zweiten Ausführung der Erfindung,
    • Figur 2 eine Draufsicht des Deckbands der Gasturbinenschaufel,
    • Figur 3 einen Seitenansicht des Deckbands entlang der Schnittlinie III-III, zur Darstellung der Filmkühlungsbohrungen im ersten Bereich,
    • Figur 4 ein Ansicht des Deckbands entlang dem Schnitt gemäss IV-IV zur Darstellung der Kühlbohrungen im Endbereich des Deckbands,
    • Figur 5 eine Detailansicht eines bevorzugten
    • Austrittsprofils der Kühlbohrungen im Endbereich des Deckbandes von Figur 4
    • Figur 6 einen Schnitt durch eine rotierende Gasturbinenschaufel wie in Figur 1 mit einer Kühlanordnung gemäss der dritten Ausführung der Erfindung.
    Ausführung der Erfindung
  • Die Figur 1 zeigt eine rotierende Gasturbinenschaufel in einem Meridionalschnitt durch die Gasturbine. Die Richtungen x und z geben die axiale Richtung, also die Richtung der Maschinenachse, bzw. die radiale Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors an. Es ist das Schaufelblatt 1 gezeigt und die Schaufelspitze, an dem das Deckband 2 angeordnet ist. Gegenüber des Deckbands 2, in radialer auswärtiger Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors 3, ist das Statorgehäuse 4 gezeigt. Die Gasturbinenschaufel sowie das Statorgehäuse weisen jeweils ein Kühlsystem 5 bzw. 6 auf. Die Richtung der Heissgasströmung ist mit einem Pfeil 7 gekennzeichnet. Grundsätzlich nimmt die Temperatur der Heissgasströmung und entsprechend die thermische Belastung der Maschinenbauteile entlang der Richtung 7 stetig ab. Das Deckband 2 ist in drei Bereiche A, B und C unterteilt. Der erste Bereich A ist im Vergleich zu den zwei nachfolgenden Bereichen B und C einer höheren Temperatur der Heissgasströmung ausgesetzt und demzufolge thermisch am meisten belastet. Der erste Bereich weist erfindungsgemäss eine Schneide 8 auf, die sich radial auswärts sowie in Umfangsrichtung erstreckt. Die Schneide 8 weist eine Bohrung 9 auf, die in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem 5 ist. Diese Bohrung erstreckt sich zum Beispiel in Umfangsrichtung innerhalb der Schneide. Von dieser Bohrung 9 zweigen mehrere weitere Bohrungen 10 ab, die sich radial einwärts erstrecken bis zu einem Austritt auf der rotorseitigen Fläche der Schneide, das heisst auf der Heissgasseite des Deckbands. Die abzweigenden Bohrungen 10 sind in der Figur 3 dargestellt. Kühlluft aus dem Kühlsystem 5 des Schaufelblatts strömt durch die Bohrung 9 und durch die abzweigenden Bohrungen 10, wobei sie eine Konvektivkühlung der Schneide 8 bewirkt. Die Austritte der Bohrungen sind jeweils so gestaltet, dass austretende Kühlluft entlang der Oberfläche der Schneide strömt und dort eine zusätzliche Filmkühlung bewirkt. Somit wird die Schneide durch zwei verschiedenen Kühlmechanismen gekühlt.
  • Gegenüber dem zweiten Bereich B des Deckbandes 2 ist durch die Wand des Gehäuses 4 ein Kühlkanal 11 angeordnet, der mit dem Kühlsystem im Statorgehäuse in Verbindung steht. Ein Kühlluftstrom, mit dem Pfeil 12 angedeutet, strömt von diesem Kühlsystem durch den Kühlkanal 11 und wird aufgrund seiner Ausrichtung vorzugsweise senkrecht auf das Deckband 2 gerichtet. Je nach Geometrie des Turbinenkanals und des Deckbands ist der Kühlkanal 11 auch in einem anderen Winkel bezüglich des Deckbands ausgerichtet. Der Kühlluftstrom 12 bewirkt somit eine Prallkühlung des Mittenbereichs B des Deckbands. Der Bereich B ist in axialer Richtung und in Richtung der Heissgasströmungs durch die erste Schneide 8 und eine zweite Schneide 13 begrenzt. Der Kühlluftstrom 12 entweicht aus dem begrenzten Bereich als Leckageströmung, indem der Kühlluftstrom in beiden axialen Richtungen über Schneide 8 sowie Schneide 13 wegströmt. Dabei kann sich abhängig von den Betriebsbedingungen eine Sperrströmung gegen eine Heissgasleckströmung ergeben.
  • Ueblicherweise wird sich, verursacht durch Degradationseffekte, mit der Zeit eine Mischkühlung des Deckbandes ergeben.
  • Alternativ dazu ist in einer vorteilhaften Ausführungsform eine spezielle Öffnung oder Spalte im Bereich der zweiten Dichtschneide 13 vorgesehen, die ein genau kontrolliertes Abströmen der Kühlluft ermöglicht.
  • In einem dritten Bereich C des Deckbands ist gemäss der zweiten Ausführung der Erfindung eine Mehrzahl von Bohrungen angeordnet, die vom Kühlsystem 5 des Schaufelblatts ausgehen und zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands verlaufen. Ein Kühlluftstrom durch diese Bohrungen bewirken eine Konvektivkühlung dieses Bereichs. Sie sind in der Figur 2 dargestellt.
  • Figur 2 zeigt eine Draufsicht des erfindungsgemässen Deckbands mit wiederum den Bereichen A, B und C. Es sind mit x und y die axiale Richtung bzw. die Umfangsrichtung bezüglich des Turbinenrotors dargestellt sowie der Umriss des Schaufelfusses 14 und mit gestrichelter Linie der Umriss der Schaufel selbst. Es sind die Schneide 8 im Bereich A und die Schneide 13 im Bereich B gezeigt, die in Umfangsrichtung verlaufen und der Abdichtung gegen Leckageströmungen dienen. Der Bereich C weist die Bohrungen 15 auf zwecks Konvektivkühlung jenes Bereichs, wobei sie in einem Winkel α zur Umfangsrichtung y verlaufen. Der Winkel α ist beispielsweise in einem Bereich zwischen 2° und 90°. Dabei wird die Kühlluft, die aus den Bohrungen 15 tritt in der Gegenrichtung zur Umlaufrichtung der Schaufel ausgeblasen. Vorzugsweise sind die Bohrungen 15 parallel zueinander ausgerichtet, sodass die Herstellung vereinfacht wird.
  • Figur 3 zeigt einen Schnitt gemäss III-III in Figur 2 und zeigt die Schneide 8 im Bereich A des Deckbands und den Verlauf der Querbohrung 9 und der von ihr abzweigenden Bohrungen 10. Die Querbohrung 9 ist über Kanal 21 in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem des Schaufelblatts verbunden. Die Strömungsverbindung ist durch eine Erweiterung des Kühlsystem des Schaufelbtatts gewährteistet; die in die Schneide 8 hineinragt und in die Querbohrung 9 mündet Die mehreren abzweigenden Bohrungen 10 verlaufen bezüglich des Turbinenrotors im wesentlichen radial einwärts zu Austritten an der Heissgasseite der Schneide 8. Der Verlauf des Kühlstroms ist mit Pfeilen durch den Kanal 21, über die Querbohrung 9 und die abzweigenden Bohrungen 10 angedeutet Die Austritte aus der Bohrung 10 sind insbesondere zur Bewirkung einer Filmkühlung der Heissgas-seitigen Oberfläche der Schneide gestattet, wie zum Beispiel mit einer leicht divergierenden Austrittspartie und einem bevorzugten Winkelbereich, wie aus der einschlägigen Literatur bekannt Bevorzugte Methoden der Herstellung sind die üblichen Giessverfahren mit Kern sowie Bohren von aussen und anschliessendes Verschliessen der Bohrungseintritte mittels Stopfen 20, welche z.B. formschlüssig eingebracht werden oder stoffschlüssig (Löten, Schweissen) verbunden werden.
  • Figur 4 stellt die Ausgestattung der Bohrungen 15 in einem Schnitt gemäss IV-IV näher dar. Es ist die Schaufel und ein Kanal des Kühlsystems 5 in dessen Schaufelblatt gezeigt Von dem Kanal geht die Bohrung 15 aus und erstreckt sich bis zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands2. Der Austritt einer Bohrung 15 ist angewinkelt gestaltet, sodass die Mischung mit der Heisgasströmung den Bedingungen entsprechend vorteilhaft beeinflusst werden kann. Hierzu ist der Winkel χ zwischen der Austrittsfläche und der Achse der Bohrung vorzugsweise in einem Bereich zwischen 40° und 140°. Zusätzlich ist der Winkel β zwischen der Bohrungsachse und der Richtung der Radialen z vorzugsweise in einem Bereich von 30° bis 120° gewählt Der Durchmesser der Bohrung liegt in einem Bereich zwischen 0.6 und 4.5 mm, vorzugsweise in einem Bereich zwischen 0.6 und 2.5 mm. Dies bezweckt eine angemessene Konvektivkühlung für diesen Bereich.
  • Figur 5 zeigt in einem Schnitt gemäss IV-IV eine Variante des Austritts der Bohrungen 15. Die Austrittsfläche ist bezüglich der Bohrungsachse wiederum angewinkelt und abgestuft, wobei das Ende der oberen Lippe 16 im wesentlichen senkrecht zur Bohrungsachse steht. Das Mass s ist abhängig vom Durchmesser der Austrittsfläche und steht insbesondere in einem Verhältnis zum Durchmesser der Bohrung in einem Bereich von 0.5 bis 3 und erlaubt ebenfalls eine vorteilhafte Beeinflussung der Mischung mit der Heisgasströmung.
  • Figur 6 zeigt in gleichem Meridionalschnitt wie in Figur 1 eine Gasturbinenschaufel 1 gemäss der dritten Ausführung der Erfindung. Im Vergleich zur ersten und zweiten Ausführung ist hier anstelle der Konvektivkühlung des Bereichs C mittels Bohrungen vom Kühlsystem der Schaufel aus, ein zusätzlicher Kanal im Statorgehäuse angeordnet, durch den Kühlluft aus dem Kühlsystem des Gehäuses auf das Deckband gerichtet ist. Wie für den Bereich B wird dort eine Prallkühlung bewirkt.
  • In einer Variante sämtlicher Ausführungen der Erfindung ist die Gasturbinenschaufel vollstandig oder in einzelnen Bereichen entsprechend ihres Einsatzes in der Gasturbine mit einer Wärmesperrschicht beschichtet.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Schaufel in Gasturbine
    2
    Deckband
    3
    Gasturbinenrotor
    4
    Stator, Gehäuse der Gasturbine
    5
    Kühlsystem in Schaufel(blatt)
    6
    Kühlsystem in Stator
    7
    Heissgasströmung
    8
    Erste Schneide
    9
    Querbohrung
    10
    Von Bohrung 9 abzweigende , radial einwärts verlaufende Bohrungen
    11
    Kühlluftkanal in Stator
    12
    Kühlluftstrom aus Stator
    13
    Zweite Schneide
    14
    Schaufelfuss
    15
    Bohrungen in Bereich C
    16
    Obere Lippe der Bohrungen 15
    17
    Kühlluftkanal
    18
    Kühlluftstrom
    19
    20
    Stopfen
    21
    Kanal
    A
    in Heissgasströmungsrichtung erster Bereich des Decbkands
    B
    in Heissgasströmungsrichtung zweiter Bereich des Decbkands
    C
    in Heissgasströmungsrichtung dritter Bereich des Decbkands
    α
    Winkel zwischen Bohrungen 15 und Umlaufrichtung y
    β
    Winkel zwischen der Achse der Bohrungen und der radialen Richtung z
    χ
    Winkel zwischen Austrittsfläche der Bohrungen 15 und der Achse der Bohrungen
    s
    Durchmesser der Austrittsfläche der Bohrungen 15

Claims (13)

  1. Gasturbine mit einem Gasturbinenstator (4), einem Statorgehäuse und einer Schaufel, wobei die Schaufel ein Deckband (2) aufweist, das sich entlang der Spitze der Schaufel (1) in Umfangsrichtung (y) der Gasturbine erstreckt
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Schaufel (1) eine erste Kühlanordnung aufweist zur Kühlung eines ersten Bereichs (A) des Deckbands (2) durch Kühlluft aus einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) und eine zweite Kühlanordnung zur Kühlung eines zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) durch Kühlluft aus einem Kühlsystem eines Stators (4) aufweist, wobei die zweite Kühlanordnung im Stator (4) radial gegenüber des Deckbands (2) angeordnet ist, und die erste und die zweite Kühlanordnung jeweils eine Kühlung unterschiedlicher Art bewirken
    und
    die erste Kühlanordnung eine Konvektivkühlung und Filmkühlung des ersten Bereichs (A) des Deckbands (2) bewirkt, und die zweite Kühlanordnung eine Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) bewirkt
    und
    der erste Bereich (A) des Deckbands (2) der erste Bereich in Richtung der Heissgasströmung ist und dieser erste Bereich eine erste Schneide (8) aufweist, die sich in radialer Richtung bezüglich eines Gasturbinenrotors (3) und in Umfangsrichtung (y) erstreckt, und die erste Kühlanordnung in der ersten Schneide (8) angeordnet ist, wobei die erste Schneide (8) mehrere Bohrungen (9, 10) aufweist, die in Strömungsverbindung mit einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) sind,
    und die zweite Kühlanordnung einen Kühlkanal (11) durch das Statorgehäuse (4) aufweist, der mit einem Kühlsystem (6) im Statorgehäuse (4) in Strömungsverbindung steht und auf den zweiten Bereich (B) des Deckbands (2) gerichtet ist.
  2. Gasturbine nach Anspruch 1
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Deckband (2) in Richtung der Heissgasströmung eine zweite Schneide (13) aufweist, wobei der Kühlluftstrom für die Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) zwischen den Schneiden (8, 13) und dem Statorgehäuse (4) entweicht.
  3. Gasturbine nach Anspruch 1
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Deckband (2) in Richtung der Heissgasströmung eine zweite Schneide (13) aufweist, in der eine Öffnung oder ein Spalt angeordnet ist, durch die oder durch den der Kühlluftstrom für die Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) entweicht.
  4. Gasturbine nach Anspruch 1
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Bohrungen (10) durch die Schneide (8) jeweils einen Austritt auf der Heissgasseite der Schneide (8) aufweisen.
  5. Gasturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Deckband (2) einen dritten Bereich (C) mit einer dritten Kühlanordnung aufweist, wobei die dritte Kühlanordnung mehrere Bohrungen (15) aufweist, die mit einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) in Strömungsverbindung stehen und die sich in zumindest teilweiser radialer Richtung auswärts durch das Deckband (2) zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands (2) erstrecken.
  6. Gasturbine nach Anspruch 5
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) jeweils einen Austritt aufweisen, der entgegen der Umlaufrichtung der Gasturbine gerichtet ist.
  7. Gasturbine nach Anspruch 7 oder 8
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) parallel zueinander verlaufen.
  8. Gasturbine nach Anspruch 5 oder 6
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (α) zur Umfangsrichtung (y) verlaufen, der in einem Bereich von 2° bis 90° liegt.
  9. Gasturbine nach Anspruch 5 oder 6
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Austrittsfläche der Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (χ) zur Achse der Bohrungen (15) verläuft, der in einem Bereich von 40° bis 140° liegt.
  10. Gasturbine nach Anspruch 5 oder 6
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Achse der Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (β) zur Richtung der Radialen (z) verläuft, der in einem Bereich von 30° bis 120° liegt.
  11. Gasturbine nach Anspruch 7 oder 8
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Deckband (2) im dritten Bereich (C) eine zur Achse der Bohrungen (15) jeweils eine senkrecht abgestufte Lippe (16) aufweist und der Durchmesser der Austrittsfläche einer Bohrung (15) jeweils in einem Verhältnis zum Durchmesser der Bohrung (15) in einem Bereich von 0.5 bis 3 steht.
  12. Gasturbine nach Anspruch-1
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Deckband (2) einen dritten Bereich (C) mit einer dritten Kühlanordnung aufweist, wobei die dritte Kühlanordnung mehrere Kühlkanäle (17) durch das Statorgehäuse (4) aufweist, die mit einem Kühlsystem (6) des Statorgehäuses (4) in Strömungsverbindung stehen und die Kühlkanäle (17) auf den dritten Bereich (C) des Deckbands (2) gerichtet sind.
  13. Gasturbine nach den vorangehenden Ansprüchen
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Schaufel (1) mindestens zum Teil mit einer Wärmesperrschicht ausgestattet ist.
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